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碳化硅纤维增强碳化硅基体（SiCf/SiC）纺织复合材料具有结构设计性强、密度低、力学性能优异、耐高温和抗氧化性好等优势，成为航空发动机热端高温部件理想的候选结构材料。然而，目前对SiCf/SiC纺织复合材料的制备技术、性能、细观表征等方面开展的研究较少，但从长远来看，它仍是我国航空发动机制造必须开展研究的方向。本文针对SiCf/SiC纺织复合材料，围绕其细观结构、力学性能实验表征和数值模拟分析等三个方面，概述了SiCf/SiC纺织复合材料近几年的研究现状，综合对比国内外应用基础研究，虽然国内在制备技术方面取得了很大的进展，达到了国际先进水平，但是在构件考核验证和应用方面尚处于起步阶段，只有在可靠性、耐久性、工艺及性能综合平衡的基础上优化，实现材料与工艺、结构与设计的协同，才能在航空发动机未来发展中取得突破。
研制一种无Co添加的Fe56.5Ni30Al10.5Nb3（atom fraction/%）合金，在制备中直接对铸态合金进行固溶和650 ℃下的时效处理。利用扫描电子显微镜（SEM）和X射线衍射仪（XRD）分析合金的组织和物相，同时对其进行硬度测试、抗压强度测试、超弹性测试及电子背散射衍射（EBSD）测试。结果表明：时效时间处于0~95 h的范围时，合金内均能析出纳米尺寸的γ′相和细小的β相，在室温都展现出超弹性，最大超弹性应变达10.62%；γ′相在晶内析出，在时效时间为70 h时分布最密集，时间超过70 h后进入长大阶段；β相在晶内和晶界都能析出，析出量随时效时间的延长而增加；β相的析出能促进硬度的增加，但其在晶界的生成对强度不利；随着时效时间的延长，合金硬度持续增加，抗压强度和超弹性应变均先增加后减小，且均在时间为70 h时取得最大值；合金内部纳米尺寸的γ′析出相及较强的{100}<001>织构对其超弹性影响较大。
采用超声波辅助半固态搅拌铸造法制备TiCp/Mg-1.4Zn-2.6Ca-0.5Mn纳米复合材料，实现纳米TiCp的均匀分布，并分析热挤压前后复合材料的组织与力学性能。结果表明：挤压前第二相密集区晶粒尺寸小于第二相贫瘠区，第二相为Ca2Mg6Zn3相；不同温度（350 ℃、310 ℃和270 ℃）挤压后复合材料均发生了动态再结晶（DRX），随挤压温度的降低，DRX晶粒尺寸及其体积分数趋于减小，而析出相体积分数则略有增加，超细晶（约0.34 μm）和大量MgZn2析出相出现在270 ℃挤压态复合材料中；复合材料晶粒细化不仅与DRX有关，还与纳米级的α-Mn颗粒、TiCp和MgZn2析出相的钉扎效应有关；经270 ℃/0.1 mm•s−1挤压后，复合材料的屈服强度（YS）、极限抗拉强度（UTS）和伸长率（EL）分别约为439.7 MPa、460.2 MPa和1.73%；屈服强度提高主要与细晶强化、Orowan强化、热错配强化和位错强化有关，其中细晶强化的贡献率最大超过60%。
采用力学性能测试与微观组织观察相结合的实验方法，研究不同预拉伸量对X2A66合金的时效析出行为演变以及力学性能生成规律。研究结果表明：时效前进行预拉伸处理能加速合金的时效响应速率；在增加T1相析出密度的同时减小T1相直径，但不改变T1相厚度。随着预拉伸量的增加，形变位错强化作用逐渐增加，T1相析出强化作用逐渐下降。5%的预拉伸量，能够使试样获得最佳的强塑性配比，屈服强度、抗拉强度以及伸长率分别为593 MPa、611 MPa以及10.7%。
在真空定向凝固炉中制备Co含量分别为9%和12%的DD15单晶高温合金，保持其他合金元素的含量不变，研究Co含量对单晶高温合金组织、组织稳定性和980 ℃/300 MPa条件下持久性能的影响。结果表明：随着Co含量增加，合金的一次枝晶间距增加，共晶含量减少；合金的γ′相尺寸无明显变化，立方化程度稍有减小，体积分数减少；合金的组织稳定性提高，降低了合金的持久性能。
利用扫描电镜、X衍射仪和理论计算研究不同晶粒尺寸、晶体取向对Ti-3Al-4.5V-5Mo钛合金拉伸行为的影响。不同状态的合金丝材拉伸实验结果验证了在720~840 ℃退火后的拉伸真应力-真应变曲线上存在明显的宏观屈服点，屈服后出现应力跌落；在α相晶体取向均为<0001>丝织构特征时，晶粒尺寸的大小决定合金的宏观屈服强度，晶粒尺寸越大，宏观屈服强度越小；相对于<0001>丝织构，α相<
采用超音速火焰喷涂（HVOF）方法制备CoCrAlYSi-hBN涂层，通过对涂层显微组织、硬度和结合强度的测试，探讨喷涂工艺参数（燃气流量和喷涂距离）的变化对涂层组织与性能的影响。采用扫描电镜（SEM）和能谱仪（EDS）研究涂层的形貌、微观组织及涂层成分，采用显微硬度计和拉伸试验机测试涂层的显微硬度和结合强度。研究结果表明：随着燃气流量的增加，喷涂粉末粒子熔化更充分，涂层中孔隙和氮化硼含量呈降低趋势，涂层硬度增加，结合强度先升高后降低；随喷涂距离增加，氧化物夹杂增多，涂层硬度呈现增大的趋势，结合强度先增加后降低。喷涂距离为225 mm时，涂层孔隙率和氮化硼含量很低，导致其高的硬度和结合强度。
采用改变定向凝固工艺参数的方法研究浇注温度与抽拉速率对DZ22B镍基高温合金与高纯Al2O3陶瓷模壳面层材料间界面反应影响。利用SLM观察界面反应宏观的不同特征区域，使用配备有EDS的SEM分析研究合金-模壳界面反应处的微观结构及对界面反应产物元素种类进行定性分析，通过XRD与XPS对界面反应产物的相与元素价态进行鉴定。结果表明，界面反应产物主要为HfO2与Al1.98Cr0.02O3且沿定向凝固方向呈现区域分布，且在保证定向凝固合金组织的前提下，降低浇注温度、提高抽拉速率能够抑制延缓界面反应的发生。
碳/环氧复合材料因高强度、耐疲劳和抗腐蚀等性能被广泛应用于航空领域。针对飞机雷击过程中碳/环氧复合材料的损伤问题，建立具有铜网和铝网保护的碳/环氧复合材料层压板的三维有限元模型，并采用单元删除法对复合结构的雷电烧蚀单元进行处理。在不同电流峰值和不同网格间距下验证铜网和铝网的防雷效果，研究金属网质量变化与防雷效果之间的关系。结果表明：具有金属网保护的复合材料层压板的烧蚀面积和损伤深度均明显减小；网格间距越密集，防雷击效果越好；铜网复合层压板的保护效果要优于铝网；随着金属网质量的增加，复合材料层压板雷击损伤程度降低。
用一种航空用国产T700级碳纤维和4种双马树脂分别制备复合材料，采用三种湿热条件（100 ℃水煮、70 ℃水浸、70 ℃/85%相对湿度）对复合材料层板进行湿热处理，研究室温和150 ℃下与界面和基体相关的复合材料湿热力学性能。结果表明：湿热处理后复合材料的力学性能有所降低，尤其是对复合材料高温力学性能影响显著，其中90°拉伸性能、0°压缩强度、弯曲强度、 开孔压缩强度对吸湿和温度较敏感，而0°压缩模量、弯曲模量和开孔拉伸强度对吸湿和温度不敏感。对比不同湿热条件处理后复合材料力学性能的变化，发现100 ℃水煮后力学性能衰减幅度较大，认为这与其平衡吸湿率较高有关。结合90°拉伸断面的扫描电镜分析，认为界面湿热性能是决定国产碳纤维复合材料湿热性能的关键因素。
金属陶瓷功能梯度材料因其良好的耐热特性和高强度性能，在飞行器壁板的热防护系统设计中具有潜在的应用价值。以功能梯度板为对象，研究陶瓷体积分数指数、板的几何尺寸和热环境等参数对功能梯度板模态频率的影响。首先，采用幂律分布函数材料模型，讨论热环境对功能梯度材料物理特性的影响；在此基础上，利用温度在有限元中随空间位置连续变化的特点，建立依赖温度场变化的功能梯度材料板线性分层有限元模型，并验证该模型在动力学分析中的有效性；最后，分析陶瓷体积分数指数、功能梯度板的长宽比、温度梯度等变量对功能梯度板模态频率的影响。结果表明：高阶模态频率受均匀温度场的影响最大，而第一阶模态频率受线性和非线性温度场的影响更大；线性和非线性温度场下，陶瓷体积分数指数对模态频率下降率的影响最为敏感；均匀温度场下模态频率下降率主要受体积分数指数和温度梯度耦合作用的影响。
材料的高周疲劳P-S-N曲线是发动机强度设计的重要依据。根据航空发动机材料高周疲劳P-S-N曲线的数据处理要求，提出拟合模型的选用判据以及中/高寿命区之间临界点的判别方法，并基于此进一步提出高周疲劳P-S-N曲线的优化处理方法；随后以航空发动机中常用的两种钛合金材料为对象，利用本方法实现批处理，获得不同条件下的高周疲劳P-S-N曲线，最后比较与传统方法在处理时间上的差异。结果表明：该数据处理方法不但适用于常规高周疲劳性能数据处理，还适用于超高周疲劳性能数据处理，其处理效率显著提升。
